螺旋桨性能计算的升力线与升力面方法

基于改进升力线方法，编制了螺桨升力线方法计算程序，并以此为基础，在桨尖外一层虚网格和虚控制点，得升力线理论中导出的附着涡和自由涡的积分公式，发展了一种螺旋动性能计算的升力面方法，该方法具有简洁、方便，实用等特点，用本文发展的升力线和升力面方法对多个螺旋桨算例进行了计算，计算结果与实验结果符合良好。     

现代“高静／动升力比”运输飞艇概述

本文科学定义了具有时代特点的"现代运输飞艇"群,介绍了现代运输飞艇"在飞艇理论与技术上的历史性突破,并为中国发展运输飞艇提供了很好的思路.     

直接升力控制开环控制律设计

本文分析了直接升力控制的基本模式,并从飞机纵内线化运动方程出发,分别在时域及频域内对直接升力控制律进行了设计。最后以Citation(?)试验机为例进行了计算。结果表明,利用升降舵及襟副翼的协调操纵,可实现An模式及α_1模式。本文所用方法也可用来设计直接侧力开环控制律。     

提高飞行器升力的若干方法研究

本研究用数值模拟方法研究了四种增升方法。数据模拟的出发方程是可压流的Ｎ－Ｓ方程，格式为Ｂｅａｍ－Ｗａｒｍｉｎｇ格式的改进型。通过上述方法分别研究了：（１）动界效应对提高升力的作用；（２）涡的有利干扰对主升力面的影响；（３）吸气的驻涡增效应；（４）升力面下表面向下喷气的增升作用。研究结果表明，采用上述四种方法可有效地提高飞行器的升力，对改善飞行器的性能有着十分重要的意义。     

亚声速谐振升力面的点偶极子法

本文介绍计算亚声速谐振薄翼非定常气动载荷的点偶极子法(DPM)。网格划分方式与偶极子网格法(DLM)相类似。此法将网格上的载荷分布集中置于网格中央剖面的1/4弦点上,控制点取在3/4弦点上,无需作数值积分计算。很容易用于计算形状复杂机翼的非定常气动载荷。 文中给出了矩形翼和后掠翼定常和非定常气动载荷的数值结果,其精度数值与DLM的相当,计算效率提高一倍。     

桨叶表面压力分布和螺桨性能的升力面算法

本文提供了一种根据升力面理论计算螺旋桨桨叶表面压力分布和螺旋桨性能的数值方法。这种方法适用于具有任意桨叶数、任意形状的螺旋桨。对两算例的计算结果和实验结果作了比较 ,符合很好     

机翼／机身低亚声速最大升力系数预测方法

本文研究了大展弦比机翼／机身低亚声速最大升力系数的半经验预测方法。该方法采用便宜可靠的势流面元法／分离泡／边界层粘性耦合技术与最大升力状态下流动现象的观察经验（压力偏差律）相结合。其中势流面元法采用第二代低阶面元法，每个面元上常值源汇和常值仍极子奇点分布；机翼后缘分离流采用简单有效的虚拟固体边界包围分离区模拟方法。它包括二维和三维间的信息交换，以及粘性／势流间的耦合迭代。ＧＸ－Ⅱ机翼／机身算例表明该方法能够计算机翼／机身详细的亚声速气动载荷和表面压力分布。计算的Ｃｌ－α曲线结果与实验数据有较好的一致性。     

超高空动升力翼飞艇的气动研究

对在超高空环境下的动升力翼 "X"形尾翼布局飞艇和常规飞艇进行了数值模拟,比较了两种外形在相同任务载荷下体积、质量以及气动力的大小,并分析了动升力翼绕流对尾翼的影响.研究发现,动升力翼 "X"形尾翼布局可以显著地减小飞艇的体积和质量,增加抗风能力并避免了动升力翼绕流对尾翼的直接干扰以及大的干扰阻力的形成.     

“升力推力”飞行器技术分析

大气层中的高超声速巡航飞行,将是继喷气发动机时代之后航空发展的又一里程碑,而飞行器设计的"升阻比"屏障也是继热障、黑障之后的又一技术关键."升力推力"飞行器是根据新世纪对高超声速飞行器的需求提出的一种新型飞行器概念,它可以使飞行器的升阻比得以有效提高.本文对"升力推力"飞行器概念及其动力进行了技术分析,并对其未来的发展进行了展望.     

亚音速升力面气动敏感性导数计算

具有任意曲线前缘的亚音速升力面的气动敏感性导数由核函数法给出。用自适应积分法计算弦向积分,用Multhopp法结合抽去奇点,计算Mangler积分主值。将积分核展成Chebyshef多项式的渐近展开式以保证结果的收敛性。最后将广义力系数及其敏感性导数表示成简单形式,对椭圆、矩形和后掠机翼作了计算,所得结果在升力面理论精度范围内与直接由核函数法得到的结果一致;而且所得到的偏导数可在飞机设计中分析综合用于多学科优化。     

低雷诺数高升力翼型的设计和实验研究

在翼型上表面的恢复区内采用修改后的Ｓｔｒａｔｆｏｒｄ理论的压力分布,然后应用Ｗｅｂｅｒ已知力分布求解翼型有的理论设计一 套在低雷诺数的新翼型。     

"直接升力控制"空中加油控制系统模拟

研究采用“直接升力控制系统”，在俯仰角保持不变（θ=const)的情况下，空中加油时飞机的飞行动力学和飞行控制问题。采用F-15飞机（静不安定飞机）参数，完成了飞机空中加油过程线代模型的建立和运动关系的推导；进行了空中加油闭环过程的计算机模拟；结果证明这种方法是有效的。     

直接升力控制对飞机着舰稳定性的改善

本文讨论了舰载飞机以最小需用推力对应速度(V_(?))的左侧速度进场的航迹稳定性问题。并对直接升力控制对着舰稳定性的改善进行了初步探讨.结果表明,采用直接升力控制来保证飞机着舰稳定性是可行的.     

机动襟翼在实现直接升力控制中的应用研究

本文讨论了利用机动襟翼实现直接升力控制的基本原理,给出了实现单纯直接升力控制及机动增益控制模式时反馈参数及控制权限的确定方法。并以某战斗机为例,探讨了利用机动襟翼实现直接升力控制的可行性和效益、操纵反应特性.本文结果可供军用飞机及民用飞机及其主动控制系统设计参考.     

战斗机边条翼大迎角涡升力研究

利用求解(翼身组合体)欧拉方程的数值计算方法，对边条翼布局飞机的气动力特性进行了研究，计算并分析了边条翼对机翼表面压力分布的影响规律以及对全机升力特性尤其是大迎角升力特性的影响。最后，给出了带边条翼战斗机大迎角涡升力特性的研究结论。     

直升机升力面气动载荷研究

本文介绍了计算直升机升力面气动载荷沿展向和弦向的分布以及气动中心的方法，并以法国“小松鼠”直升机SA350B1的垂尾为例进行了计算，获得了满意的结果。